RU2109961C1 - Осевая проточная турбина - Google Patents
Осевая проточная турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2109961C1 RU2109961C1 RU93043403A RU93043403A RU2109961C1 RU 2109961 C1 RU2109961 C1 RU 2109961C1 RU 93043403 A RU93043403 A RU 93043403A RU 93043403 A RU93043403 A RU 93043403A RU 2109961 C1 RU2109961 C1 RU 2109961C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- length
- blades
- guide vanes
- guide
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Осевая проточная турбина предназначена для привода генератора электрического тока. Осевая проточная турбина содержит по меньшей мере один ряд изогнутых направляющих лопаток и по меньшей мере один ряд рабочих лопаток. Направляющие лопатки сужаются в радиальном направлении. Изгиб направляющих лопаток по их длине расположен перпендикулярно к хорде, что достигается смещением сечения профиля как в окружном направлении, так и в осевом направлении. По длине лопатки как входные кромки, так и выходные кромки направляющих лопаток не лежат в разных осевых плоскостях. Изгиб направляющих лопаток направлен к напорной стороне соответственно соседней в окружном направлении направляющей лопатки. Сужение выбрано так, что направляющая лопатка от наружного радиуса до приблизительно половины длины лопатки выполнена с возрастающим соотношением хорды S к шагу Т и от половины высоты до внутреннего радиуса выполнена с постоянным отношением хорды S к шагу Т. Направляющие лопатки по длине лопаток скручены при конически раскрывающей ступице. Такое выполнение турбины позволит уменьшить вторичные потери, которые возникают из-за отклонения граничных слоев на направляющих лопатках. 3 з.п.ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к осевой проточной турбине, содержащей по меньшей мере один ряд изогнутых направляющих лопаток и по меньшей мере один ряд рабочих лопаток.
Изогнутые направляющие лопатки применяются в особенности для того, чтобы уменьшить вторичные потери, которые возникают из-за отклонения граничных слоев на направляющих лопатках.
Турбины с изогнутыми направляющими лопатками известны, например, из SU, авт. св. 450895, кл. F 01 D 9/02, 1974, где показаны и описаны лопатки, кривизна которых по длине лопатки направлена к напорной стороне соответственно соседней в окружном направлении направляющей лопатки. Также из этого источника известны лопатки, кривизна которых по длине лопатки направлена к стороне всасывания соседней в окружном направлении направляющей лопатки. Тем самым эффективным образом могут быть уменьшены как в радиальном, так и в окружном направлении градиенты давления пограничного слоя, и тем самым уменьшаются аэродинамические потери на лопатках. Независимо от того к какой стороне соседней лопатки направлен изгиб этой известной лопатки, в любом случае он проходит точно в окружном направлении. Это означает, что в случае цилиндрических лопаток, по меньшей мере, их передние кромки по длине лопатки лежат в одной осевой плоскости.
В основу настоящего изобретения положена задача осущестления в осевой проточной турбине названного вначале вида мероприятия, с помощью которого можно еще больше сократить указанные потери.
Согласно изобретению это достигается за счет того, что изгиб направляющих лопаток по длине лопатки выбран перпендикулярным к хорде, что достигается смещением сечения профиля как в окружном направлении, так и в осевом направлении, причем по длине лопатки как входные кромки, так и выходные кромки направляющих лопаток лежат в разных осевых плоскостях.
В то же время изгиб должен быть направлен к напорной стороне соответственно соседней в окружном направлении направляющей лопатки.
Преимущество изобретения, в частности, заключается в том, что вследствие изгиба перпендикулярно к хорде лопатки площадь лопатки, спроецированная в радиальном направлении, больше чем при известном изгибе в окружном направлении. Благодаря этому повышается радиальное усилие на рабочую среду, эта рабочая среда прижимается к стенкам каналов, благодаря чему уменьшается толщина граничного слоя.
В осевых проточных турбинах с по меньшей мере (приблизительно) цилиндрическим ободом для крепления лопаток в зоне основания лопаток и конически открытым контуром ступицы в зоне вершин лопаток, применяющихся, например, в одноступенчатых газовых турбинах газотурбонагнетателей, направляющие лопатки по преимуществу скручены по высоте лопатки.
Комбинация изгиба и скрутки позволяет провести оптимизацию величины реакции по длине лопатки без сильного изменения распределения входного угла рабочих лопаток.
Таким образом, дополнительное преимущество можно увидеть в том, что при расчете турбинной ступени могут быть использованы без труда известные рабочие лопатки.
В графических материалах представлен пример исполнения изобретения на примере одноступенчатой турбины газотурбонагревателя с аксиально/радиальным выходом.
На фиг. 1 показано частично продольное сечение турбины; на фиг. 2 - частичная развертка цилиндрического сечения и наружный диаметр проточного канала по фиг. 1; на фиг. 3 - контур изогнутой направляющей лопатки в перспективе; на фиг. 4 - сечение профиля изогнутой направляющей лопатки; на фиг. 5 - линии обтекания меридианальным течением в осевом сечении; на фиг. 6 - диаграмма сравнения угла выхода газов и выходного угла лопатки по высоте канала; на фиг. 7 - диаграмма уменьшения потерь в функции отношения давлений в турбине.
На фиг. показаны только элементы, важные для понимания изобретения. Не представлены детали устройства, например нагнетательный узел, корпус, ротор вместе с опорами и т.д. Направление течения рабочей среды показано стрелками.
В схематически показанной на фиг. 1 газовой турбине ограничивающие проточный канал 1 стенки являются, во-первых, внутренней ступицей 2 и, во-вторых, наружной обоймой 3 направляющего аппарата. Последняя известным образом подвешена в не показанном на фиг. корпусе.
В зоне рабочих лопаток 4 канал 1 изнутри ограничивается диском 5 ротора, а снаружи - крышкой 6. Во всей зоне набора лопаток ступица 2 из-за увеличения объема расширяющейся рабочей среды выполнена конической, а именно, раскрывающимся образом.
Перед решеткой из рабочих лопаток расположена стационарная решетка из направляющих лопаток. Ее лопатки 7 оптимизированы аэрогидродинамически относительно числа, а также относительно своего соотношения хорды S к шагу T (фиг. 2) на полную нагрузку. Они обеспечивают потоку спиральное движение, необходимое для входа в решетку рабочих лопаток.
В отличие от схематического изображения эта решетка из рабочих лопаток, как правило, изготавливается как одно целое вместе со своими наружными и внутренними ограничивающими стенками, например, в виде отливаемого в виде единой детали соплового агрегата турбины так, что, собственно, нельзя говорить о вершине лопатки или об основании лопатки.
С помощью фиг. 1 и 3 можно увидеть, что за счет изгиба лопаток как входные кромки 9, так и выходные кромки 8 направляющих лопаток лежат в разных осевых плоскостях.
Изгиб лопаток происходит перпендикулярно хорде, что достигается смещением сечения профиля как в окружном направлении, так и в осевом направлении.
Изгиб создается непрерывной дугой, образующей с обоймой 3 для направления лопаток острый угол αz , а со ступицей 2 -острый угол αN . При этом угол αz на наружном диаметре имеет меньший размер, чем угол αN на внутреннем диаметре.
Показанные на фиг. 1 углы должны рассматриваться не как углы в осевой плоскости, а как проходящие перпендикулярно к плоскости хорды лопатки.
Радиальные лопатки сужены по направлению к центру. Сужение выбрано таким, что направляющая лопатка выполнена от наружного радиуса до приблизительно половины длины лопатки с увеличивающимся соотношением хорды к шагу, а от половины длины лопатки до внутреннего радиуса с приблизительно постоянным отношением хорды к шагу. Профиль лопатки остается по длине лопатки в основном неизменным.
Величина изгиба и сужения, а также профили лопаток видны на фиг. 4.
Здесь можно увидеть по меньшей мере 5 подобных по длине лопаток, эквидистантных сечений профилей в радиальном направлении, где Z - профиль на наружном диаметре, то есть на цилиндре, N - профиль на внутреннем диаметре, то есть на ступице, V - профиль на половине длины лопатки, U и W -два дополнительных профиля на 1/4 и на 3/4 длины лопатки.
Наряду с изгибом и сужением по длине пера направляющей лопатки проводится еще скручивание пера лопатки, чтобы учесть изменение окружной скорости следующих за направляющими лопатками рабочих лопаток по высоте канала.
На фиг. 4 скручивание показано в виде различных углов выноса ВN и ВW, под которыми хорда соответствующего профиля N и W проходит к окружному направлению. Без скручивания направляющих лопаток должны были бы быть согласованы входной угол рабочих лопаток с углом выхода потока направляющих лопаток. Это снова имело бы следствием нежелательное изменение пропускной способности турбины.
Сечение цилиндра (фиг. 2) показывает в увеличенном масштабе горизонтальную проекцию расположения лопаток в рассматриваемой зоне турбины. Как правило, отработавшие газы оставляют при полной нагрузке решетку из направляющих лопаток под углом около 15-20o.
Заметно, в особенности, отклонение угла выхода газов, существующее из-за влияния пограничного слоя на наружной стенке канала, от выходного угла задней кромки лопатки.
Это положение с разгрузкой краевых зон разъяснено на диаграмме фиг. 6, где на абсциссу нанесен угол выхода в o, а на ординату - высота канала в зоне задней кромки направляющей лопатки в %.
Сравниваются угол σG выхода газа и угол σs выхода с лопатки по высоте канала при обычных цилиндрических направляющих лопатках и при изогнутых по изобретенным критериям в трех проекциях лопатках.
Заштрихованные значения действуют для цилиндрических лопаток: ясно можно увидеть при постоянном выходном угле σs лопатки очень нерегулярное распределение угла выхода газа по длине лопатки. Излом в ходе кривой в зоне ступицы, в которой шаг лопаток мал, должен привести назад к господствующему там околозвуковому потоку.
Сплошные протянутые линии, действующие для изогнутых лопаток, показывают относительно постоянный угол σG выхода газов по длине лопатки.
Хотя лопатки с корпусом и с втулкой должны вращаться, то есть предусмотрены с небольшим углом σs выхода лопатки, определяющие углы σG выхода газа в краевых зонах больше, чем в середине лопаток. Названные выше избыточные скорости на ступице не возникают при использовании новых мероприятий.
Эта разгрузка краевых зон вызывает снос меридианальных линий радиально к периферии к стенке - держателю лопаток и радиально к центру к стенке - ступице, как это показано на фиг. 5.
Радиальная компонента, оказывающая влияние на поток, вызывает вследствие этого обусловленное задачей прижатие потока к ступице и к цилиндру.
Так как выходные кромки 8 направляющих лопаток не лежат в одной и той же аксиальной площади, то также не проходят радиально отслеживающие впадины. Это может, пожалуй, рационально воздействовать на возбуждение колебаний расположенных вниз по потоку рабочих лопаток 4.
Диаграмма на фиг. 7, на которой по абсциссе нанесено соотношение давлений в турбине (в бар) и на ординате нанесено уменьшение потерь давления (в %), показывает, как рационально сказываются мероприятия (по изобретению) с возрастающим соотношением давлений.
Понятно, что изобретение не ограничено показанным и описанным примером исполнения. В отличие от него изгиб направляющих лопаток мог бы быть направлен также к стороне разрежения соответственно соседней в окружном направлении направляющей лопатки. В противоположность описываемому решению, при котором ускоряются пограничные слои на цилиндре и на ступице, в этом случае не оказывается влияние на пограничные слои, а изгиб позитивно отражается на центральной части потока.
Claims (4)
1. Осевая проточная турбина, содержащая по меньшей мере один ряд изогнутых направляющих лопаток, сужающихся по длине в радиальном направлении, и по меньшей мере один ряд рабочих лопаток, отличающаяся тем, что изгиб каждой направляющей лопатки проходит перпендикулярно к хорде, что достигается смещением сечения профиля как в окружном направлении, так и в осевом направлении, причем по длине лопатки как входные кромки, так и выходные кромки направляющих лопаток лежат в разных осевых плоскостях.
2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что изгиб направляющих лопаток направлен к напорной стороне соответственно соседней в окружном направлении направляющей лопатки.
3. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что сужение выбрано так, что направляющая лопатка от наружного радиуса до приблизительно половины длины лопатки выполнена с возрастающим соотношением хорды к шагу и от половины высоты до внутреннего радиуса выполнена с постоянным отношением хорды к шагу.
4. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что направляющие лопатки по длине лопаток скручены при конически раскрывающейся ступице.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4228879A DE4228879A1 (de) | 1992-08-29 | 1992-08-29 | Axialdurchströmte Turbine |
DEP4228879.7 | 1992-08-29 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93043403A RU93043403A (ru) | 1996-03-10 |
RU2109961C1 true RU2109961C1 (ru) | 1998-04-27 |
Family
ID=6466787
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93043403A RU2109961C1 (ru) | 1992-08-29 | 1993-08-27 | Осевая проточная турбина |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5342170A (ru) |
JP (1) | JPH06173605A (ru) |
KR (1) | KR940005867A (ru) |
CN (1) | CN1086579A (ru) |
CH (1) | CH688867A5 (ru) |
CZ (1) | CZ285003B6 (ru) |
DE (1) | DE4228879A1 (ru) |
GB (1) | GB2270348B (ru) |
PL (1) | PL299621A1 (ru) |
RU (1) | RU2109961C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2010110691A1 (ru) * | 2009-03-23 | 2010-09-30 | Bushuev Vladimir Andreevich | Лопаточный реактор для пиролиза углеводородов |
Families Citing this family (50)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB9417406D0 (en) * | 1994-08-30 | 1994-10-19 | Gec Alsthom Ltd | Turbine blade |
US5525038A (en) * | 1994-11-04 | 1996-06-11 | United Technologies Corporation | Rotor airfoils to control tip leakage flows |
US6375419B1 (en) * | 1995-06-02 | 2002-04-23 | United Technologies Corporation | Flow directing element for a turbine engine |
JP4217000B2 (ja) | 1997-09-08 | 2009-01-28 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 流体機械用並びに蒸気タービン用の翼 |
DE59709447D1 (de) * | 1997-11-17 | 2003-04-10 | Alstom Switzerland Ltd | Endstufe für axialdurchströmte Turbine |
US6077036A (en) * | 1998-08-20 | 2000-06-20 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective TBC |
EP0990770B1 (de) * | 1998-09-29 | 2003-06-25 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Hochbelastete Turbinenbeschaufelung |
JP4086415B2 (ja) * | 1999-06-03 | 2008-05-14 | 株式会社荏原製作所 | タービン装置 |
DE19950228A1 (de) * | 1999-10-19 | 2000-11-16 | Voith Hydro Gmbh & Co Kg | Hydraulische Strömungsmaschine |
US6312219B1 (en) | 1999-11-05 | 2001-11-06 | General Electric Company | Narrow waist vane |
US6299412B1 (en) | 1999-12-06 | 2001-10-09 | General Electric Company | Bowed compressor airfoil |
US6331100B1 (en) | 1999-12-06 | 2001-12-18 | General Electric Company | Doubled bowed compressor airfoil |
US6328533B1 (en) | 1999-12-21 | 2001-12-11 | General Electric Company | Swept barrel airfoil |
JP3785013B2 (ja) * | 2000-01-12 | 2006-06-14 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼 |
US6508630B2 (en) | 2001-03-30 | 2003-01-21 | General Electric Company | Twisted stator vane |
US6554569B2 (en) | 2001-08-17 | 2003-04-29 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane and diffuser assembly |
US6682301B2 (en) | 2001-10-05 | 2004-01-27 | General Electric Company | Reduced shock transonic airfoil |
GB2384276A (en) * | 2002-01-18 | 2003-07-23 | Alstom | Gas turbine low pressure stage |
US7794202B2 (en) | 2003-07-09 | 2010-09-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade |
US7547186B2 (en) | 2004-09-28 | 2009-06-16 | Honeywell International Inc. | Nonlinearly stacked low noise turbofan stator |
DE102004054752A1 (de) * | 2004-11-12 | 2006-05-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe |
US7195456B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-03-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine guide vane and arrays thereof |
DE102005021058A1 (de) * | 2005-05-06 | 2006-11-09 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine, insbesondere Flugtriebwerk |
CH698109B1 (de) * | 2005-07-01 | 2009-05-29 | Alstom Technology Ltd | Turbomaschinenschaufel. |
WO2007113149A1 (de) * | 2006-03-31 | 2007-10-11 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufel für eine strömungsmaschine, insbesondere für eine dampfturbine |
US7832981B2 (en) | 2006-04-28 | 2010-11-16 | Valeo, Inc. | Stator vane having both chordwise and spanwise camber |
US7967571B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Advanced booster rotor blade |
US8292574B2 (en) | 2006-11-30 | 2012-10-23 | General Electric Company | Advanced booster system |
US8087884B2 (en) * | 2006-11-30 | 2012-01-03 | General Electric Company | Advanced booster stator vane |
US7758306B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-07-20 | General Electric Company | Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same |
CA2695474A1 (en) | 2007-04-24 | 2008-10-30 | Alstom Technology Ltd. | Fluid flow engine |
US9009965B2 (en) * | 2007-05-24 | 2015-04-21 | General Electric Company | Method to center locate cutter teeth on shrouded turbine blades |
US8602729B2 (en) | 2007-07-27 | 2013-12-10 | Ansaldo Energia S.P.A. | Steam turbine stage |
EP2268900A1 (de) * | 2008-03-28 | 2011-01-05 | Alstom Technology Ltd | Schaufel für eine rotierende thermische maschine |
DE102008060847B4 (de) * | 2008-12-06 | 2020-03-19 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschine |
DE102010009615B4 (de) * | 2010-02-27 | 2016-11-17 | MTU Aero Engines AG | Schaufelblatt mit gefädelten Profilschnitten |
FR2967202B1 (fr) * | 2010-11-10 | 2013-01-11 | Snecma | Procede d'optimisation du profil d'une aube en materiau composite pour roue mobile de turbomachine |
US9181814B2 (en) * | 2010-11-24 | 2015-11-10 | United Technology Corporation | Turbine engine compressor stator |
CN102562654A (zh) * | 2012-01-03 | 2012-07-11 | 大同北方天力增压技术有限公司 | 一种径流式压气机叶轮叶型设计方法 |
US20140072433A1 (en) * | 2012-09-10 | 2014-03-13 | General Electric Company | Method of clocking a turbine by reshaping the turbine's downstream airfoils |
WO2014058478A1 (en) * | 2012-10-09 | 2014-04-17 | United Technologies Corporation | Geared low fan pressure ratio fan exit guide vane stagger angle |
US9435221B2 (en) | 2013-08-09 | 2016-09-06 | General Electric Company | Turbomachine airfoil positioning |
CN103696812A (zh) * | 2013-12-23 | 2014-04-02 | 中国北车集团大连机车研究所有限公司 | 涡轮增压器用喷嘴环 |
US9470093B2 (en) * | 2015-03-18 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Turbofan arrangement with blade channel variations |
PL415835A1 (pl) * | 2016-01-18 | 2017-07-31 | General Electric Company | Zespół łopatki sprężarki do gazowego silnika turbinowego i sposób kontrolowania strumienia przecieku przez uszczelnienia wokół zespołu łopatki sprężarki do gazowego silnika turbinowego |
DE102017209660A1 (de) * | 2017-06-08 | 2018-12-13 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschine mit indirekt beeinflussbarer Hochdruckturbine |
US20190106989A1 (en) * | 2017-10-09 | 2019-04-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3879072B1 (en) | 2018-11-05 | 2024-07-17 | IHI Corporation | Rotor blade of axial-flow fluid machine |
CN110630335A (zh) * | 2019-09-06 | 2019-12-31 | 北京市燃气集团有限责任公司 | 气体膨胀装置 |
CN114483204B (zh) * | 2021-12-29 | 2023-07-14 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种适用于径轴向直立非垂直进气的静叶 |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2110679A (en) * | 1936-04-22 | 1938-03-08 | Gen Electric | Elastic fluid turbine |
GB619690A (en) * | 1946-07-03 | 1949-03-14 | Robert William Corbitt | Improvements in or relating to blades and guide-blades for turbines, rotary compressors and the like |
US2795373A (en) * | 1950-03-03 | 1957-06-11 | Rolls Royce | Guide vane assemblies in annular fluid ducts |
GB712589A (en) * | 1950-03-03 | 1954-07-28 | Rolls Royce | Improvements in or relating to guide vane assemblies in annular fluid ducts |
GB1116580A (en) * | 1965-11-17 | 1968-06-06 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Stator blade assemblies for axial-flow turbine engines |
US4131387A (en) * | 1976-02-27 | 1978-12-26 | General Electric Company | Curved blade turbomachinery noise reduction |
JPS5447907A (en) * | 1977-09-26 | 1979-04-16 | Hitachi Ltd | Blading structure for axial-flow fluid machine |
FR2505399A1 (fr) * | 1981-05-05 | 1982-11-12 | Alsthom Atlantique | Aubage directeur pour veines divergentes de turbine a vapeur |
GB2129882B (en) * | 1982-11-10 | 1986-04-16 | Rolls Royce | Gas turbine stator vane |
US4585395A (en) * | 1983-12-12 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine blade |
US4682935A (en) * | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
GB2164098B (en) * | 1984-09-07 | 1988-12-07 | Rolls Royce | Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines |
GB2177163B (en) * | 1985-06-28 | 1988-12-07 | Rolls Royce | Improvements in or relating to aerofoil section members for gas turbine engines |
US4741667A (en) * | 1986-05-28 | 1988-05-03 | United Technologies Corporation | Stator vane |
US4826400A (en) * | 1986-12-29 | 1989-05-02 | General Electric Company | Curvilinear turbine airfoil |
US5088892A (en) * | 1990-02-07 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine |
JPH03267506A (ja) * | 1990-03-19 | 1991-11-28 | Hitachi Ltd | 軸流タービンの静翼 |
JPH0454203A (ja) * | 1990-06-22 | 1992-02-21 | Toshiba Corp | タービン動翼およびタービン段落 |
JP2753382B2 (ja) * | 1990-09-17 | 1998-05-20 | 株式会社日立製作所 | 軸流タービン静翼装置及び軸流タービン |
-
1992
- 1992-08-29 DE DE4228879A patent/DE4228879A1/de not_active Ceased
-
1993
- 1993-06-21 CH CH01839/93A patent/CH688867A5/de not_active IP Right Cessation
- 1993-06-29 US US08/083,265 patent/US5342170A/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-07-06 KR KR1019930012647A patent/KR940005867A/ko not_active Application Discontinuation
- 1993-07-08 PL PL93299621A patent/PL299621A1/xx unknown
- 1993-07-14 GB GB9314613A patent/GB2270348B/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-08-19 CZ CZ931705A patent/CZ285003B6/cs not_active IP Right Cessation
- 1993-08-26 JP JP5211880A patent/JPH06173605A/ja not_active Withdrawn
- 1993-08-27 CN CN93117057A patent/CN1086579A/zh active Pending
- 1993-08-27 RU RU93043403A patent/RU2109961C1/ru active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2010110691A1 (ru) * | 2009-03-23 | 2010-09-30 | Bushuev Vladimir Andreevich | Лопаточный реактор для пиролиза углеводородов |
EA019057B1 (ru) * | 2009-03-23 | 2013-12-30 | Кулбрук Ой | Лопаточный реактор для пиролиза углеводородов |
CN102427875B (zh) * | 2009-03-23 | 2015-09-23 | 酷溪有限公司 | 用于烃的裂解的叶片式反应器 |
US9494038B2 (en) | 2009-03-23 | 2016-11-15 | Coolbrook Oy | Bladed reactor for the pyrolysis of hydrocarbons |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
PL299621A1 (en) | 1994-03-07 |
KR940005867A (ko) | 1994-03-22 |
US5342170A (en) | 1994-08-30 |
JPH06173605A (ja) | 1994-06-21 |
DE4228879A1 (de) | 1994-03-03 |
CH688867A5 (de) | 1998-04-30 |
GB9314613D0 (en) | 1993-08-25 |
GB2270348A (en) | 1994-03-09 |
CZ170593A3 (en) | 1994-08-17 |
CN1086579A (zh) | 1994-05-11 |
GB2270348B (en) | 1996-10-30 |
CZ285003B6 (cs) | 1999-04-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2109961C1 (ru) | Осевая проточная турбина | |
JP3416210B2 (ja) | ターボ装置用の多区域ディフューザ | |
US6338609B1 (en) | Convex compressor casing | |
US8464426B2 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
US11668196B2 (en) | Profiled structure for an aircraft or turbomachine | |
US6508630B2 (en) | Twisted stator vane | |
US5588799A (en) | Diffusor for a turbo-machine with outwardly curved guided plate | |
RU2485356C2 (ru) | Диффузор турбомашины | |
RU2711204C2 (ru) | Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такой узел | |
JPS6390630A (ja) | 軸流タービン | |
US5203674A (en) | Compact diffuser, particularly suitable for high-power gas turbines | |
US6776582B2 (en) | Turbine blade and turbine | |
US11248483B2 (en) | Turbine housing and method of improving efficiency of a radial/mixed flow turbine | |
JPH023003B2 (ru) | ||
GB2131100A (en) | Diffuser | |
WO2000061918A2 (en) | Airfoil leading edge vortex elimination device | |
US20200408101A1 (en) | Turbomachine with serrated-profile flow-splitter nose | |
US3837760A (en) | Turbine engine | |
US20050175448A1 (en) | Axial flow turbo compressor | |
US20100303604A1 (en) | System and method to reduce acoustic signature using profiled stage design | |
US20170030213A1 (en) | Turbine section with tip flow vanes | |
JPH09203394A (ja) | 多段遠心圧縮機のリターンベーン | |
KR20190116516A (ko) | 가스 터빈 | |
US6986639B2 (en) | Stator blade for an axial flow compressor | |
JP2000204903A (ja) | 軸流型タ―ビン |